机翼验证案例
• 由于吸力面的层流分 离引起的转涙 • 转涙模型很好地预测 到此现象 • 结果: 经过此区域的壁面剪
切应力比全湍流模拟 的要高 湍流边界层能克服反 压梯度 尾缘附近的分离更少
McDonnell Douglas 30P-30N 多段翼验证案例
Re = 9 million Mach = 0.2 C = 0.5588 m AoA = 8° Exp. hot film transition location measured as f(x/c)
Fonset 启动转涙：
Re
~ ~ U R et Ret j P t t x j x j
P t ct




~ Ret t t x j

LES 模拟与RANS模拟的比较
• 单个压气机叶片 (Re=105-106) • 需要解析边界层的湍流 • 需要解析层流到湍流的转涙
Method
Number of Cells
Number of time steps
Inner loops per Dt.
CPU Ratio
RANS LES
~106 ~109
2.2
2.2
k-epsilon
Total Pressure Ratio
2.1
experiment k-e Mesh1 k-e Mesh2 k-e Mesh3
SST
Total Pressure Ratio
2.1
experiment SST Mesh1 SST Mesh2 SST Mesh3
2.2
SST-TM
转涙现象对流动的影响
• • • • 壁面剪切应力 壁面传热 分离现象 设备效率
层流分离
湍流分离
转涙模型的开发需求
• 困难:
– – – – – 涉及的具体应用未知 几何形状复杂 网格拓扑未知 非结构网格 支持并行-域分解
Laminar Flow
Fully Turbulent
• 需求:
– 不同的转涙机理 – 自然转涙 – 旁路转涙 – 分离诱导转涙 – … – 稳健性 – 不增加额外的网格
SRS
(Scale Resolving Simulations)
RANS
(Reynolds Averaged Navier-Stokes Simulations)
•直接数值求解完全 •包括大涡模拟、混 •求解雷诺平均NS方程组 的瞬态NS方程组 合大涡模拟 • 可以选择稳态求解 •不需要模型 •较大的涡直接求 •所有湍流都用模型模拟 解，比网格小的涡 • 目前仅做为研究工 用模型模拟。 • 是目前工业界应用最 具 广泛的方法 •本质上是瞬态方法
SPL [dB]
80 70 60 50 40 30 20 10 0 10 100 Frequency [Hz]
– Large Eddy Simulation (LES) – Detached Eddy Simulation (DES) – Wall-modelled LES (WMLES) – Embedded and Zonal LES (ELES, ZFLES) – Scale-Adaptive Simulation (SAS) – Other RANS-LES hybrids
Eurocopter 验证案例
Turbulent Transitional
Red: Isosurface of reverse flow
Transition
Laminar Flow
Rex = 30 million
Eurocopter 验证案例
Blue = Laminar Red = Turbulent
RANS
Lt cD
?
LES
Lt cD
SAS 和 DES
• SAS 模型类似于DES，但不需要和网格信息关联
• 避免了DES的主要困难 – 在LES和RANS区域的界面 上，由于网格引起的分离
DES: U
cSAS L' /
RANS
LES based on D
cSAS L' /

t
Re
~ R et 1.0 F t t

平板流动验证案例
T3A: FSTI = 3.5 % (~ 39000 hexahedra)
Mesh guidelines: • y+ < 1 • wall normal expansion ratio ~1.1 • good resolution of streamwise direction
Main upper transition: CFX = 0.068 Exp. = 0.057 Error: 1.1 % Slat transition: CFX = -0.056 Exp.= -0.057 Error: 0.1 %
Tu Contour
Main lower transition: CFX = 0.587 Exp. = 0.526 Error: 6.1 % Flap transition: CFX = 0.909 Exp. = 0.931 Error: 2.2 %
SST模型：更好地模拟带有分离的流动
流动中包括下列现象时，分离的影响较大:
• 扩压器的压力损失 • 机翼的失速 • 旋转机械部件的性能分析
SST 模型:
• 传统的标准双方程模型难以预测出分离效应，甚至当压力梯度很 大时也是如此。 • 模拟分离流动时，SST 模型是最精确的双方程模型之一。
NACA 4412 翼型验证案例
– 带有大分离区的流动（机翼失速、建 筑物绕流、不稳定漩涡流动等）
• 获得更多的附加信息
– 声学 – 声学频谱信息通过RANS模拟 不能获得 – 涡气蚀 – 漩涡里的低压引起气蚀，需 要精确解析漩涡 – 流固耦合 (FSI) – 瞬态力决定固体的响 应频率
SRS模拟
• SRS 是多个湍流模拟方法的总称，它们都对至少部分区域的 湍流频谱采用解析方法求解。
ANSYS CFD中的RANS湍流模型
One-Equation Models Spalart-Allmaras
– 包括了所有常见的模型
– 包括了诸如曲率修正和 EARSM等扩展模型 – 确保无论哪种应用，你 都可选择到合适的模型
(k-e)1E
Two-Equation Models k–ε (Standard, Realizable, RNG) k–ω (Standard, SST)
~102 ~104
1 10
1 106
因此需要RANS-LES Methods混合方法
DES(Detached Eddy Simulation )模拟
• 混合模型:
– 边界层用RANS模型求解. – LES 是在一个单独的区域里
• 模型的转化:
– 基于湍流长度尺度和网格尺寸的比 – 在RANS 和 LES 区域采用不同的方法求解
Wake Induced Transition
Turbulent Wake
Laminar Flow
目 录
RANS湍流模型
稳态湍流模型 SST湍流模型 层流-湍流转涙模型
尺度解析模型
概述 SAS湍流模型
总结
20 © 2014 ANSYS Inc.
SRS（Scale-Resolving Simulations ）模拟 • 改善RANS模拟的精度
Total Pressure Ratio
2.1
experiment SST+TM Mesh2 SST+TM Mesh3
0.4· 106 nodes 1.5· 106 nodes 4.5· 106 nodes 11.5· 106 nodes
0.9 0.92
2
2
1.9
1.9
Mass Flow / Choke Mass Flow
Transitional
两方程转涙模型 g-ReQ
g U j g P g Eg t x j x j t f
0.5
g x j

P g1 F length S (1 g ) g F onset
Curvature Correction (all 1 & 2 eqn. models) V2F (4 eqn.)* Explicit Algebraic Reynolds Stress Model (EARSM)
Reynolds Stress Models
Launder-Reece-Rodi, Speziale-Sarkar-Gatski Stress-w
SAS:
RANS
“LES” based on Lvk
SAS 模型
URANS求解混合边界层 U2 LvK U1 标准双方程模型:
L~
SAS模型
L ~ LvK
SAS模型能自动调整解析更小尺度的涡
t c k L
双方程SAS模型(KSKL)
3/ 2 k U j k k t k 3/ 4 Pk c t x j L x j x k j
NASA Rotor 37 验证案例
Mid-span
• 压力面激波诱导的分离
• 边界层的分离对旋转机 械性能影响很大 • 目前转涙模型在该领域 的应用越来越普遍
Separation
Suction side of the blade
NASA Rotor 37 验证案例
Total Pressure Ratio
k–kl–ω Transition Model SST Transition Model